專利名稱：碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面瞬態(tài)溫度測量裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面瞬態(tài)溫度的測量，特別是在模擬超音速飛行試驗時，高速飛行器整流罩表面處于高速熱沖擊狀態(tài)下，對高速飛行器前端碳纖維復(fù)合材料整流罩表面的動態(tài)高溫變化進行瞬態(tài)測試。
背景技術(shù)：
飛行器高速飛行時，其前端殼體表面溫度的動態(tài)變化量是研究殼體材料是否能抵抗高速飛行時的高溫瞬態(tài)熱沖擊的關(guān)鍵參數(shù)，測量與記錄在高速熱流場中，飛行器表面溫度的瞬變過程的工作，對于高速飛行器的熱防護與安全設(shè)計有著非常重要的實際意義。
由于反輻射高速飛行器是以雷達為跟蹤打擊目標，飛行器前端必須使用可透過雷達波束的非金屬材料，超音速反輻射飛行器常使用耐高溫的碳纖維復(fù)合材料制作前端整流罩。高速飛行器在高速飛行時，前端殼體表面與空氣劇烈摩擦，當(dāng)飛行速度達3-4個馬赫數(shù)時，其前端殼體表面會產(chǎn)生450度以上的氣動熱場。在進行地面模擬時必須準確測量非金屬材料高速飛行器整流罩表面溫度的動態(tài)變化過程。
測量高速飛行器表面溫度時，測溫傳感器熱電偶須焊接或粘接在高速飛行器表面。由于碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩是由非金屬材料制成，不能像金屬材料那樣能將測溫?zé)犭娕贾苯狱c焊在殼體表面上；另外，高速飛行器發(fā)射時的初速度很大，前端殼體表面溫度場變化極快，溫度上升可達每秒幾十度，甚至上百度。傳統(tǒng)的方法是將測溫?zé)犭娕颊辰釉诜墙饘俨牧蠚んw表面上，由于粘接層覆蓋在測溫?zé)犭娕嫉那岸烁袦夭可?，并且粘接層具有一定的厚度，影響熱傳?dǎo)速度，測溫?zé)犭娕疾荒芰⒓捶磻?yīng)出殼體表面溫度的急速變化。另外，金屬材料的測溫傳感器與非金屬材料的碳纖維復(fù)合材料外殼的熱膨脹系數(shù)相差很大，在受到高溫時，因膨脹量的巨大差異，若采用粘接方式，高溫?zé)釠_擊試驗中經(jīng)常出現(xiàn)測溫傳感器與非金屬碳纖維復(fù)合材料外殼脫膠分離的情況，以至造成表面溫度測量不準確的情況。碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩價格非常昂貴，由于存在熱燒蝕，對同一高速飛行器整流罩不能重復(fù)進行多次高溫試驗，每次試驗得到的測試數(shù)據(jù)極為寶貴。因此，必須開發(fā)新的高速飛行器整流罩熱沖擊試驗碳纖維復(fù)合材料殼體表面瞬態(tài)溫度測量裝置，來記錄高速飛行器熱沖擊試驗過程中，非金屬整流罩表面溫度場的高速變化情況。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面瞬態(tài)溫度測量裝置，該裝置可準確和可靠地測量與記錄高速飛行器熱沖擊試驗過程中，非金屬碳纖維復(fù)合材料整流罩表面溫度場的高速變化，且結(jié)構(gòu)簡單，為高速飛行器的熱強度校核與安全防護設(shè)計提供可靠的試驗依據(jù)。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案是碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面瞬態(tài)溫度測量裝置包括測溫用熱電偶、兩片壓片與計算機，測溫?zé)犭娕记岸它c焊成圓珠狀，在碳纖維復(fù)合材料高速飛行器表面加工有淺半圓形凹槽，測溫?zé)犭娕记岸藞A珠狀感溫部放入半圓形凹槽內(nèi)，熱電偶絲前部彎成弓形，使兩片相隔的壓片壓住測溫?zé)犭娕记安?，利用測溫?zé)犭娕记岸讼蛳碌墓涡螤詈蜔犭娕冀z本身具有的剛度，使測溫?zé)犭娕记岸烁袦夭吭谠囼炦^程中始終保持一個向下的壓力，以保證熱電偶前端感溫部與碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面緊密接觸，測溫?zé)犭娕嫉妮敵鐾ㄟ^導(dǎo)線傳送至計算機記錄、并計算出熱沖擊試驗過程中，整流罩表面的瞬態(tài)溫度變化曲線。
在進行碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩高速熱沖擊試驗時，對熱電偶前端使用壓接方式替代傳統(tǒng)的粘接方式測量碳纖維復(fù)合材料整流罩表面的瞬態(tài)高溫變化，并采取技術(shù)手段保證測溫過程中傳感器與碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面的緊密接觸。
為了確保高速熱沖擊試驗過程中測溫?zé)犭娕记岸瞬幌蛏下N起，兩片壓片要固定牢固，其具體做法為除將熱電偶絲前部彎成弓形外，還要把固定兩片壓片的熱電偶的相應(yīng)部位也稍微向下彎成弓形，先將距熱電偶前端稍遠的一片壓片壓住熱電偶，用高溫膠粘接固定在彈體表面，粘接時要用重物壓住定位，待第一片壓片上的粘接高溫膠完全固化變硬之后，再加壓粘接第二片距熱電偶前端較近的壓片，經(jīng)過兩次粘接固定后，由于測溫?zé)犭娕记岸讼蛳碌墓涡螤钜约盁犭娕冀z本身具有的剛度，使得測溫?zé)犭娕记岸嗽谠囼炦^程中始終保持一個較大的向下的壓力。當(dāng)測溫?zé)犭娕际軣崤蛎洉r，由于熱電偶前端的向下壓力以及半圓形凹槽對圓珠狀熱電偶前端的限位作用，保證了測溫?zé)犭娕记岸烁袦夭颗c碳纖維復(fù)合材料整流罩表面的緊密接觸。
本發(fā)明的工作原理是在模擬飛行器高速飛行的瞬態(tài)氣動熱沖擊試驗中，當(dāng)按照熱流曲線給整流罩高速加溫時，壓接在碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面淺半圓形凹槽內(nèi)的熱電偶前端感溫部，可迅速感知整流罩表面的高速溫度變化信號，通過計算機記錄、并計算出熱沖擊試驗過程中，高速飛行器整流罩表面的瞬態(tài)溫度變化曲線。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是熱電偶前端感溫部與碳纖維復(fù)合材料整流罩表面壓接，利用測溫?zé)犭娕记岸讼蛳碌墓涡螤钜约盁犭娕冀z本身具有的剛度，使測溫?zé)犭娕记岸嗽谠囼炦^程中始終保持一個向下的壓力，以保證熱電偶前端感溫部與碳纖維復(fù)合材料整流罩表面緊密接觸。由于熱電偶前端感溫部沒有粘接覆蓋層，因此，熱電偶前端感溫部可迅速感知碳纖維復(fù)合材料整流罩表面溫度場的高速變化，消除了由粘接層引起的測溫滯后，使試驗結(jié)果更加準確、可靠。


圖1為本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖；
圖2為本發(fā)明的結(jié)構(gòu)側(cè)視圖；圖3為本發(fā)明熱電偶前端感溫部與碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩的壓接示意圖；圖4為使用本發(fā)明測得的某高速飛行器熱沖擊試驗碳纖維復(fù)合材料整流罩表面的瞬態(tài)溫度變化曲線圖。
具體實施例方式
如圖1、圖2和圖3所示，本發(fā)明由測溫用熱電偶4、陶瓷絕緣管5、不銹鋼壓片6和7與計算機10組成，熱電偶4前部彎成弓形，熱電偶前端圓珠狀感溫部2放入碳纖維復(fù)合材料高速飛行器表面1上的淺半圓形凹槽3內(nèi)，先將距熱電偶前端稍遠的一片不銹鋼片7壓住熱電偶，用高溫膠8固定在彈體表面，粘接時用重物壓住固定，待粘接高溫膠完全固化變硬后，再加壓粘接第二片距熱電偶前端稍近的不銹鋼壓片6，使其壓住熱電偶4前端的弓形根部，則測溫?zé)犭娕记岸藞A珠狀感溫部2將產(chǎn)生向下的壓緊力，測溫?zé)犭娕冀z上套有陶瓷絕緣套管5。
在模擬飛行器高速飛行的瞬態(tài)氣動熱沖擊試驗中，當(dāng)按照熱流曲線給高速飛行器整流罩表面進行輻射加熱時，壓接在碳纖維復(fù)合材料整流罩表面淺半圓形凹槽3內(nèi)的熱電偶前端感溫部2，迅速感知碳纖維復(fù)合材料整流罩表面1的溫度變化，并將溫度變化轉(zhuǎn)變?yōu)殡娦盘枺?jīng)導(dǎo)線9送入計算機10進行存儲與計算，得到高速飛行器再入大氣層試驗過程中，碳纖維復(fù)合材料整流罩表面溫度的高速動態(tài)變化曲線如圖4所示。
從圖4可以看出，碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面溫度在5秒鐘內(nèi)上升至522.6℃，5秒鐘內(nèi)的平均上升速率為每秒99.52℃?？梢姳景l(fā)明可對處于極高速熱沖擊狀態(tài)下，高速飛行器前端碳纖維復(fù)合材料整流罩表面的動態(tài)高溫變化進行有效的瞬態(tài)測量與記錄。
權(quán)利要求
1.碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面瞬態(tài)溫度測量裝置，其特征在于包括測溫用熱電偶(4)、兩片壓片(6、7)與計算機(10)，測溫?zé)犭娕?4)前端點焊成圓珠狀(2)，在碳纖維復(fù)合材料高速飛行器表面(1)加工有淺半圓形凹槽(3)，測溫?zé)犭娕?4)前端圓珠狀感溫部(2)放入半圓形凹槽內(nèi)(3)，熱電偶絲前部(4)彎成弓形，使兩片相隔的壓片(6，7)壓住測溫?zé)犭娕?4)前部，利用測溫?zé)犭娕记岸?4)向下的弓形形狀和熱電偶絲本身具有的剛度，使測溫?zé)犭娕记岸烁袦夭?2)在試驗過程中始終保持一個向下的壓力，以保證熱電偶前端感溫部(2)與碳纖維復(fù)合材料高速飛行器表面(1)緊密接觸，測溫?zé)犭娕?4)的輸出通過導(dǎo)線(9)傳送至計算機(10)記錄、并計算出熱沖擊試驗過程中，高速飛行器殼體表面的瞬態(tài)溫度變化曲線。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面瞬態(tài)溫度測量裝置，其特征在于所述的壓住熱電偶的兩片壓片(6，7)采用二次粘接固定方法，先將距熱電偶前端稍遠的一片壓片(7)壓住熱電偶，用高溫膠(8)粘接固定在彈體(1)表面上，待第一片壓片(7)上的粘接高溫膠完全固化變硬后，再加壓粘接第二片距熱電偶前端較近的壓片(6)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面瞬態(tài)溫度測量裝置，其特征在于所述的壓住熱電偶的兩片壓片(6，7)為不銹鋼片。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面瞬態(tài)溫度測量裝置，其特征在于所述的測溫?zé)犭娕冀z上套有陶瓷絕緣套管(5)。
全文摘要
碳纖維復(fù)合材料高速飛行器整流罩表面瞬態(tài)溫度測量裝置，包括測溫用熱電偶、兩片壓片與計算機，測溫?zé)犭娕记岸它c焊成圓珠狀，在碳纖維復(fù)合材料高速飛行器表面加工有淺半圓形凹槽，測溫?zé)犭娕记岸藞A珠狀感溫部放入半圓形凹槽內(nèi)，熱電偶絲前部彎成弓形，使兩片相隔的壓片壓住測溫?zé)犭娕记安?，利用測溫?zé)犭娕记岸讼蛳碌墓涡螤詈蜔犭娕冀z本身具有的剛度，使測溫?zé)犭娕记岸烁袦夭吭谠囼炦^程中始終保持一個向下的壓力，以保證熱電偶前端感溫部與碳纖維復(fù)合材料高速飛行器表面緊密接觸，測溫?zé)犭娕嫉妮敵鐾ㄟ^導(dǎo)線傳送至計算機記錄、并計算出熱沖擊試驗過程中，高速飛行器表面的瞬態(tài)溫度變化曲線。本發(fā)明消除了由粘接層引起的測溫滯后，使熱沖擊試驗的測溫結(jié)果準確、可靠。
文檔編號G01K7/02GK1936525SQ20061011379
公開日2007年3月28日 申請日期2006年10月17日 優(yōu)先權(quán)日2006年10月17日
發(fā)明者吳大方, 楊嘉陵, 高鎮(zhèn)同, 晏震乾, 趙壽根 申請人:北京航空航天大學(xué)